民用飞机短舱进气道结构设计
某型单发涡桨飞机发动机进气道设计
某型单发涡桨飞机发动机进气道设计 摘要：在常规单发飞机的构型中绝大多数选择发动机安装在机头（少数水上飞机发动机安装在机身上部）。进气道的设计会影响到发动机进气效率，近而影响到发动机功率的输出。本文以某型单发涡桨飞机发动机进气道设计为例，列举出进气道设计要求和设计流程，以及进气道曲面造型设计，归纳出了一套适合涡桨类发动机进气道设计的方法，为同类型涡桨飞机进气道设计提供一种思路。
关键词：发动机短舱；进气道；设计流程；曲面外形。
1.概述 目前市场上轻型通用飞机常用的涡桨发动机主要有加拿大普惠公司的PT6A系列、霍尼韦尔公司的TPE331系列以及GE公司的H85发动机。进气道设计的主要目的是要满足发动机在各种工作状态下所需的进气量，具有较高的进气效能，与发动机匹配性好。高质量的发动机短舱外形和进气道关联融合设计会带来好的飞机气动性能和进气效能，使得发动机更好的为飞机提供动力。
本文以某型号的涡桨发动机进气道设计情况，梳理出进气道设计流程，并运用三维软件进行曲面造型，对曲面质量进行分析检查，结合CFD分析进行修改调整，最终完成进气道的设计。
2.进气道设计 飞机进气道的设计，必须结合选用的发动机进气具体情况，以及发动机短舱内的布置情况进行。亚音速进气道结构较为简单，其进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。其内部的进气通道多为扩散形，在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进气口外面完成，进气通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。
2.1进气道的设计要求 a） 要满足发动机在各种工作状态下所需的进气量，尤其要满足在地面最大起飞状态的进气量，不至于影响发动机的基本性能，在整个飞行包线内都安全可靠，不能使发动机由于流量问题出现喘振。
b） 要保证进气道具有较高的效能，与发动机匹配性好。 c） 保证进气道设计中要满足发动机进气道口的流场特性、流速均匀等，要保证进气道喉道马赫数的设计符合设计要求。
民用飞机辅助动力装置进气系统设计概述
工程技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald72辅助动力装置（A PS）在现代民用客机上的应用非常普遍，其本身为一台小型燃气涡轮机，主要在飞机主发动机启动前向飞机提供电源和气源。
地面时，电源可向飞机系统供电，提供正常勤务等用电，气源可用于发动机的起动、空调系统等；空中时，A PS可提供备用的电源和气源，可以向飞机供电和供气，包括保证环控系统的运转、对主发动机冷却和发动机叶片附面层吹除等功能。
A PS也可以作为一种紧急情况下的动力装置[1]。
A P S 作为吸气式动力系统，其位于系统循环最前端的进气系统部分主要将气流从飞机外导入A P S压气机中，为其提供正常运转所需的空气压力和空气流量。
由于A P S进气系统的一部分通常处于飞机外表面，当APS工作时开启的进气风门将会改变飞机的气动外形，可能会给飞机带来额外的气动阻力，降低飞机的经济性，因此进气系统的设计还与飞机气动布局紧密相关。
目前国外对A P S 进气系统的研究较为深入，该文就典型民用飞机A P S进气系统设计方法展开研究，为将来的A P S 进气系统设计提供参考。
1 APS进气典型流路分析A PS正常工作时，带动与其同轴连接的负载压气机和附件齿轮箱（内含交流发电机），为飞机提供气源和电源，外界空气首先经飞机表面进气口进入A P S进气道，然后再进入燃气涡轮发动机和负载压气机共用的进气通道，通常称为主进气口。
经主进气口进入A P S 的气体，一部分进入燃气涡轮发动机，先后流经燃气涡轮发动机的进气道、压气机，进入燃烧室点火燃烧，保证燃气涡轮发动机的正常工作，以带动负载压气机及交流发电机工作。
经主进气口进入A P S 的另一部分气体进入负载压气机，经过压缩后通过管道输送给飞机，可作为主发动机起动、主发动机流道及飞机表面流动控制（如压气机叶片附面层吹除、机身附面层吹除等）和主发动机冷却等的气源。
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上重要的防冰系统之一，它能够有效地防止在高空飞行时因空气中的水汽凝结成冰而影响飞机的安全飞行。
本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细的概述，包括其工作原理、结构特点以及在飞行中的作用等方面。
一、短舱进气道防冰系统的工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热空气对进气道表面进行加热，以防止空气中的水汽凝结成冰。
具体来说，当飞机在高空飞行时，由于飞行高度的升高，空气温度急剧下降，同时空气中的水汽会凝结成冰，这就会造成短舱进气道表面出现结冰的情况。
而短舱进气道防冰系统通过向进气道表面喷射热空气，使得进气道表面始终保持在适当的温度，从而防止冰的形成。
短舱进气道防冰系统一般由进气口、进气道、热空气喷射装置和控制系统等几个主要部分组成。
首先是进气口，它是短舱进气道防冰系统中的重要部分，进气口通常位于飞机机身的前部，用于引导空气进入到短舱进气道中。
进气口的设计要考虑到在高速飞行和各种恶劣气象条件下都能够正常工作，并且能够保证进气道内的气流稳定。
其次是进气道，进气道是短舱进气道防冰系统中起到通风导流和加热作用的部分，其结构设计要考虑到能够充分利用热空气对进气道表面进行加热，并且要能够确保进气道表面平整光滑，以及对进气口的保护。
再者是热空气喷射装置，热空气喷射装置是短舱进气道防冰系统中最重要的部分，它能够向进气道表面喷射高温的空气，从而有效地防止冰的形成。
喷射装置一般由热空气管道和喷嘴组成，其设计要考虑到能够充分利用发动机产生的热空气，同时要确保喷射的空气能够均匀地覆盖整个进气道表面。
最后是控制系统，控制系统是短舱进气道防冰系统的核心部分，它能够对系统的运行状态进行监测，并根据进气道表面的温度变化来控制热空气的喷射。
控制系统的设计要考虑到能够精确地对热空气进行控制，并且要能够对系统的运行状态进行实时监测，以确保系统能够正常工作。
短舱进气道防冰系统在飞行中起着至关重要的作用，它能够有效地防止进气道表面的冰的形成，从而保证飞机在高空飞行时能够保持良好的飞行性能。
第二章进气道
p ∗ 1,max p ∗ 1,min ∗ p1
—进气道出口气流总压的最大值 —进气道出口气流总压的最小值 —进气道出口气流总压的平均值
9
冲压比π 冲压比πi
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 * p1 表达式 π i* = p0 冲压比越大, 冲压比越大, 表示空气在压气机前的冲压压缩程度越大 根据气体动力学总、 根据气体动力学总、静压以及马赫数与因速之间关系
γ − 1 V γ −1 γ −1 γ −1 π = σ i 1 + Ma = σ i 1 + 2 2 γRT0
∗ i 2
γ
γ
影响参数
流动损失、 流动损失、飞行速度和大气温度
10
影响参数分析
流动损失
当大气温度和飞行速度一定时, 流动损失大, 总压恢复系数小, 当大气温度和飞行速度一定时, 流动损失大, 总压恢复系数小, 则冲压比减小; 则冲压比减小; 另外由于流动损失大, 使压气机进口的空气压力低, 另外由于流动损失大, 使压气机进口的空气压力低, 还会引起 进入发动机的空气流量减小
1
进气道
发动机在试车台上试车
2
进气道的功用
在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地 引入压气机, 引入压气机,并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机 叶片的振动和压气机失速; 叶片的振动和压气机失速; 当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压 压缩空气, 提高空气的压力。 压缩空气, 提高空气的压力。
* p0
6
流动损失
唇口损失
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机短舱进气道防冰系统是大型民用或军用飞机的重要组成部分，进气道防冰系统主要作用是防止飞机在高空飞行时气流中的冰雪沉积在引擎进气口处，从而影响飞机引擎的正常运行和安全飞行。
目前的大型飞机短舱进气道防冰系统大多采用热空气防冰技术。
热空气防冰技术是将来自飞机引擎燃烧室的热空气通过管路输送到进气道壁面上，以加热进气道表面，从而防止冰雪沉积。
由于进气道防冰系统对于飞机安全性至关重要，因此，大型飞机短舱进气道防冰系统必须考虑多种因素，包括效率、重量、可靠性、成本以及维护和修理等。
近年来，随着航空工业和科技的不断推进，大型飞机短舱进气道防冰系统也在不断提高和改良，主要表现在以下方面。
首先，大型飞机短舱进气道防冰系统采用了更高效的防冰技术。
热空气防冰技术仍然是主流，但是采用了更加高效的热空气输送管路设计和控制系统，从而提高了系统的能效。
其次，大型飞机短舱进气道防冰系统对于飞行状态的响应速度进行了优化。
当飞机的飞行状态发生变化时，进气道防冰系统需要及时调整热空气的输出量和位置，以提高防冰效果和飞机的安全性。
现在的防冰系统通过先进的控制技术，实现了快速响应和自适应调节的功能，从而使飞机更为安全可靠。
第三，大型飞机短舱进气道防冰系统还采用了新的防冰材料和涂层技术。
新的防冰材料可以提高热传导效率并减少热损失，从而提高防冰效果，减少能源消耗。
新的涂层技术可以增强进气道的表面硬度和耐磨损性，并通过特殊的涂层材料和构造，减少进气道表面的摩擦系数，从而减少冰雪积聚，提高系统的可靠性和耐久性。
第四，大型飞机短舱进气道防冰系统采用了更智能的监测系统和自适应控制技术。
现在的防冰系统可以通过传感器和参数采集系统，实时监测进气道表面的温度、沉积情况，然后通过控制器调节热空气的输出量和位置，以实时保持进气道表面的温度和状态，防止冰雪的积聚。
现代化的防冰监测系统和自适应控制技术，使得防冰系统更加智能化和高效化。
飞机的进气道
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在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上 未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前 气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化 发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样， 尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空 气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用 是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道 内部。
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内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。
随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求， 第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法 ，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑 角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多 ，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。
民用翼吊涡扇发动机短舱结构设计研究
民用翼吊涡扇发动机短舱结构设计研究王加成【摘要】发动机作为翼下吊装的布局形式是现代民用客机的主流方式,而短舱作为发动机本体的整流罩、防火层和反向推力装置,其结构对飞机的发动机性能、重量、噪声、振动、操作性以及维护性等方面具有很大的影响.主要研究了翼吊涡扇发动机短舱的结构和组成形式.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2017(000)004【总页数】3页(P64-65,72)【关键词】民用飞机;涡扇发动机;短舱结构【作者】王加成【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V235.1对于商用卡车而言，发动机前置，主减速器连接传动轴与后桥，动力从发动机传到主减速器，利用准双曲面齿轮来改变动力传递的方向，同时降低转速、增大扭矩，带动半轴齿轮、半轴、轮毂、轮胎转动，驱动车辆行驶。
主齿凸缘螺母装配在主减速器上，连接凸缘与主动齿轮，一方面提供保证主动齿轮正常转动的轴向力，另一方面为主齿轴承提供一定的轴承预紧力。
凸缘螺母一旦松脱，主减速器会很快失效，导致车辆无法行驶。
本文通过对30°楔形角螺纹的防松性能的研究来探讨如何将其应用到主齿凸缘螺母上，降低主齿凸缘螺母松脱的几率。
短舱的结构设计要求可分为以下几个方面：（1）载荷强度：由于发动机固定在短舱内，短舱应能够承受相应的限制载荷和疲劳载荷。
（2）气动效应：具有光滑的外形面，对于翼下吊挂区域复杂的气动区域能产生良好的气动效应，尽量减少气动阻力，并且在飞机的整个气动包线内，向发动机输送所需空气。
（3）结构功能：有足够的空间安装发动机外部机械系统和相关附件，着陆时能够提供反推力，具备足够面积安装用于降噪的衬垫，能够有效吸收发动机振动和噪声[1]。
（4）使用寿命：短舱的经济服务寿命应满足一定的飞行小时/飞行循环的要求。
（5）工作环境：短舱结构的工作环境多变，一般需满足在-74～＋55℃范围内正常工作。
（6）维护性：因具有良好的维修性，便于飞机航前航后的发动机检查和维修。
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上的重要部件之一，它能够在极端天气条件下为飞机提供保护，确保飞机能够安全地起飞和降落。
短舱进气道是指飞机上的进气道系统，在飞机飞行时负责将空气引入引擎进行燃烧，从而产生推力。
由于在高空环境中存在结冰的风险，因此短舱进气道防冰系统成为了一项必不可少的安全设备。
本文将对大型飞机的短舱进气道防冰系统进行概述，包括其工作原理、结构特点和应用场景等方面的介绍。
1. 工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热能来防止结冰。
在高空环境中，气温往往极低，当飞机飞行时，短舱进气道表面的空气会迅速冷却并结冰，从而影响到气流的流畅性和机身结构的完整性。
为了解决这一问题，短舱进气道防冰系统通常会采用热空气或者电热元件来对短舱进气道进行加热，以保持其表面的温度在安全范围内，从而防止结冰的产生。
2. 结构特点大型飞机的短舱进气道防冰系统通常由加热系统、温度控制系统和监控系统等部件组成。
加热系统是系统的核心部分，通过加热元件对短舱进气道进行加热，以保持其表面的温度在安全范围内。
温度控制系统负责对加热系统进行控制，确保短舱进气道表面的温度能够在适当的范围内波动，以适应不同的飞行环境。
监控系统则用于监测短舱进气道的温度变化和飞行情况，一旦发现异常情况，将及时向飞行员报警。
3. 应用场景大型飞机的短舱进气道防冰系统对于飞机的安全性和可靠性有着重要的作用。
它能够在极端天气条件下为飞机提供防冰保护，确保飞机能够顺利完成起飞和降落任务。
随着航空技术的不断发展，短舱进气道防冰系统的性能和稳定性将继续得到提升，为航空运输的安全和便捷提供更为可靠的保障。
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浅谈民用飞机短舱进气道结构设计
摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。
关键词：进气道结构设计消声设计
中图分类号：v1 文献标识码：a 文章编号：1007-0745（2013）06-0081-01
0.概述
高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。
作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。
1.进气道设计要求
进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。
进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合far-36部适航标准的要求。
短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。
进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。
2.进气道结构设计
进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。
进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。
进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。
进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。
腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。
腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。
进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。
进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。
进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。
腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收fbo 工况时风扇打出能量。
腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。
进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。
进气道后隔板组件是防鸟撞结构设计的最后一道防线，要保证鸟的撞击不会穿透后隔板打到风扇舱段，后隔板的变形不能引起燃油管路以及其它系统的损坏以危及到飞行的安全。
同时，尽管fadec位于风扇舱段区而不在进气道内，但是不能允许鸟撞击后隔板变形而接触到fadec。
因此后隔板需要布置一定数量的钛合金材料径向加强肋。
后隔板通常也是风扇舱段火区的前向边，因此后隔板需要采用钛合金退火材料且必须布置防火板以与火区隔离。
进气道后隔板组件主要承受的载荷为管路爆破载
荷。
进气道外壁板通常为复合材料铺层结构，热压罐成形，主要承受气动载荷，提供光滑的流线型表面。
外壁板通过角材与前后隔板连接。
进气道连接法兰通常为钛合金材料或者复合材料与内壁板共固化，通过周向一圈紧固件与发动机风扇机匣连接。
进气道法兰通过螺栓、衬套和垫片与发动机风扇机匣连接，衬套的设计目的是在fbo 情况下保护接头以承受高阶载荷。
3.进气道结构消声设计
飞机噪声是飞机飞行时存在的各种噪声源的声辐射总和。
飞机噪声源主要有两类，即推进系统噪声和空气动力噪声。
推进系统噪声包括风扇/压气机噪声、喷流噪声、涡轮噪声和燃烧噪声等。
空气动力噪声则是由于气流流过机身引起的气流压力扰动产生的，因此也成为机体噪声。
另外，超音速飞机产生的冲击波还会在地面形成轰声。
当代飞机广泛使用的涡轮风扇发动机主要声源有四个部分，即风扇/压气机噪声、燃烧噪声源、涡轮噪声源和喷流噪声源。
其中风扇/压气机噪声和喷流噪声是发动机的主要噪声源。
随着飞机广泛使用的涡轮风扇发动机涵道比的不断提高，发动机排气速度大大减小，相应的喷流噪声得到较大的降低，使得风扇/压气机噪声在飞机总噪声中占有越来越突出的地位。
因此消声短舱的设计是必要的措施。
消声短舱声处理目的就在于抑制发动机噪声的向外传播，因此降
噪就是消声结构的主要任务。
但是，用于发动机进气道、排气通道上的声处理壁板不仅仅只需要降噪这唯一的要求，还必须满足其他一些要求才能认为是合适的消声结构。
对于消声结构的一般要求大致可归纳如下：单位面积降噪量大，在起飞、着陆条件下都具有良好的降噪效果；对进气道、排气道内气流的摩擦损失尽量小；声疲劳强度高；在高速气流冲刷和温度变化的工作环境条件下仍十分牢固，有良好的耐久性和长寿命；重量轻，刚性好；不吸尘埃、水滴、油污等，以免堵塞面板小孔而降低吸声性能。
多孔消声材料的构造特征是：材料从表到里具有大量的互相贯通的微孔，也即具有适当的透气性。
其消声作用主要是：当声波入射到多孔材料表面时激发起微孔内的空气振动，空气与固体筋络间产生相对运动，由于空气的粘滞性，在微孔内产生相应的粘滞阻力，使振动空气的动能不断转化为热能，从而使声能衰减。
其次在空气绝热压缩时，空气与孔壁间不断发生热交换，由于热传导的作用，也会使声能转化为热能。
在空气流通管道内壁板铺设穿孔板蜂窝夹芯结构就成了消声管道。
良好的消声管道应具有尽可能大的噪声衰减量，满足降噪指标。
进气道内壁板通常由几块壁板拼接而成，通过角材与前后隔板相连接，后侧通过进气道法兰将整个进气道连接在发动机风扇机匣上。
位于后隔板之后的进气道内蒙皮处于风扇舱段火区内，因此布置了防火板。
进气道内壁板通常为金属蜂窝夹芯的消声结构。
面板为穿孔铝合金材料，底板为铝合金材料，两层板之间采用消声蜂
窝结构。
面板上的小孔和蜂窝芯格组成许许多多个亥姆霍兹共振器，经过面板的声波由于这些许多个共振器的共振作用使一部分声能转化成热能，热能传递给结构最终被结构所“消耗”。
亥姆霍兹共振器的共振频率与穿孔板蜂窝夹芯结构的面板厚度、小孔孔径、穿孔率和背腔深度有关。
进气道消声内壁板结构主要参数有poa、面板孔径面板厚度、蜂窝高度、有效声处理面积。
4.总结
飞机进气道结构消声处理的技术是飞机满足ccar36以及far36的噪声要求指标的重要降噪技术，为先进的民用动力装置的研发所不可缺少的组成部分。
参考文献：
[1]《飞机设计手册10-结构设计》航空工业出版社，2000.10
[2]中国民用航空规章第25部（第四版） 2012.10。